[發明專利]適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法

有效

• 申請號: 201811409851.6
• 申請日: 2018-11-23
• 公開（公告）號: CN109684667B
• 公開（公告）日: 2023-05-09
• 發明（設計）人: 劉漢海;楊忠會;解放;鄭海旭
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F111/04;G06F113/28;G06F119/14
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 王子溟

1.一種適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法，其特征在于，包括：

確定前緣襟翼是否發生故障；

若所述前緣襟翼發生故障，則建立所述前緣襟翼故障狀態下的全機有限元模型；

對所述全機有限元模型施加載荷和約束；

對所述載荷和所述約束進行靜力分析，得到蒙皮的最大剪應力和Von-Mises應力；

將所述最大剪應力與臨界失穩應力進行比較，以及，將所述Von-Mises應力與Von-Mises許用應力進行比較；

若所述最大剪應力大于所述臨界失穩應力，并且所述Von-Mises應力小于所述Von-Mises許用應力，則所述蒙皮失穩；

提取所述前緣襟翼與外翼連接處的反之力，并根據所述反之力，對連接鉸鏈、外翼大梁、縱墻以及壁板的強度進行評估。

2.根據權利要求1所述的適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法，其特征在于，所述故障信息為作動筒反向安裝。

3.根據權利要求2所述的適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法，其特征在于，建立所述前緣襟翼在故障狀態下的全機有限元模型，包括：

根據所述故障信息，確定所述前緣襟翼的臨界偏轉角度；

建立所述臨界偏轉角度狀態下所述前緣襟翼以及所述前緣襟翼與外翼連接的全機有限元模型；

其中，單元類型選用板單元、殼單元、桿單元和梁單元，所述前緣襟翼與所述外翼的連接采用MPC單元。

4.根據權利要求3所述的適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法，其特征在于，對所述全機有限元模型施加載荷和約束，包括：

在所述作動筒節點上施加載荷，在前起落架上施加沿y軸方向、z軸方向的平動約束，在主起落架上施加沿x軸方向、y軸方向的平動約束，其中，機頭到機尾的方向為x的正方向，從下到上為y的正方向。

5.根據權利要求1至4中任一項所述的適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法，其特征在于，還包括：將前緣襟翼從機翼上分解，利用目視的方法檢查前緣襟翼，利用著色滲透的方法檢測連接鉸鏈、外翼大梁及縱墻，利用超聲檢測儀器對下壁板進行無損檢測，檢查連接鉸鏈的同軸度，將檢測結果與權利要求1至4中任一項所述的適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法的分析結果進行比對，驗證所述適用于分段式前緣襟翼差偏故障的強度分析方法所得到的分析結果是否正確。